Измерение углов крена и тангажа, измерение скольжения

4.1 Построение вертикали с помощью физического маятника на самолете

При пилотировании самолета необходимо знать его по­ложение относительно плоскости земного горизонта. Положение самолета относительно плоскости горизонта определяется двумя углами: углом тангажа и углом кре­на. Угол тангажа — угол между продольной осью самолета и плос­костью горизонта, отсчитываемый в вертикальной плоскости. Угол кре­на — угол поворота самолета во­круг его продольной оси, отсчиты­ваемый от вертикальной плоскости, проходящей через продольную ось самолета

.

Рис 4.1 фзический маятник – определитель вертикали на самолёте.

Таким образом, положение само­лета относительно плоскости гори­зонта можно определить, если на са­молете знать направление истинной вертикали, т. е. направление линии, проходящей через центр Земли и самолет, и замерять отклонение са­молета от этого направления.

Отклонение от вертикали на земле определяют обычным отве­сом, т. е. физическим маятником.

Предположим, что физический маятник установлен на самоле­те, который совершает горизонтальный полет с ускорением а (рис. 4.1). На массу маятника т будут действовать силы от ускорения силы тяжести g и инерционная сила от ускорения а. Сумма мо­ментов от этих сил относительно точки подвеса маятника равна нулю и выражается уравнением

(4.1)

где l — длина маятника;

α — угол отклонения маятника

Из уравнения (4.1) имеем

(4.2)

Следовательно, маятник, установленный на объекте, движущемся с ускорением, отклоняется в сторону, противоположную действию ускорения, и показывает так называемую «кажущуюся вертикаль». Современные транспортные самолеты могут иметь ускорения, соизмеримые по величине с ускорением силы тяжести, поэтому угол α отклонения маятника от вертикали может достигать значи­тельных величин. Таким образом, физический маятник не приго­ден для определения направления вертикали места, т. е. для изме­рения углов крена и тангажа, если самолет совершает полет с ус­корением.

4.2 Авиагоризонты

Ранее было отмечено, что маятник может быть исполь­зован для определения вертикали только при полете без ускорений, а свободный трехстепенный гироскоп может выдерживать задан­ное пространственное положение вне зависимости от действующих ускорений только небольшое время.

Поэтому эти два устройства соединяют вместе, используя положительные свойства каждого. При отсутствии ускорений с помощью маятника главная ось гироскопа выставляется вертикально. В те моменты, когда на маятник действуют ускорения, его отключают и гироскоп работает в режиме «памяти».

Устройство, с помощью которого маятник действует на гиро­скоп, называется системой маятниковой коррекции. Гироскоп с та­кой коррекцией называют гировертикалью. Гировертикаль, визу­ально показывающая положение самолета относительно земного горизонта, называется авиагоризонтом.

В авиагоризонтах используется электролитический маятник (рис. 4.2), представляющий собой плоскую медную чашу 3, заполненную токопроводящей жидкостью 1 с большим удельным электрическим сопротивлением. Жидкости в чаше столько, что остается место для воздушного пузырька 2. Чаша закрыта крышкой из изоляционного материала, в которую вмонтировано четыре контакта 4, пя­тым контактом является сама чаша. Если маятник расположен горизонтально, то все четыре контак­та равномерно перекрываются жидкостью и электрическое сопро­тивление участков между ними и чашей одинаково. Если же чаша наклонится, то пузырек воздуха, занимая верхнее положение в чаше, оголит один из контактов и тем самым изменит электрическое сопротивление участка, которое при малых углах (до 30') про­порционально углу наклона чаши.

Контакты маятника включаются в электрическую цепь, как по­казано на рис. 4.3. При наклоне маятника сопротивление между контактами 0 и 1 будет больше, чем сопротивление между контак­тами 0 и 3. Тогда ток i₁ который проходит по управляющей обмот­ке OY₁, будет меньше тока i₂ обмотки OY₂ коррекционного двига­теля. Обмотки OY₁ и OY₂ намотаны встречно, поэтому разностный ток Δi=i₂—i₁ создает магнитный поток, который, взаимодействуя с магнитным потоком обмотки возбуждения, вызывает вращающий момент. Ротор двигателя закреплен на оси карданова подвеса, следовательно, к оси подвеса приложен момент, под действием ко­торого гироскоп прецессирует. Прецессия гироскопа продолжается до тех пор, пока существует момент по оси карданова подвеса, а этот момент действует до установки маятника в горизонтальное положение, при котором ток i₁=i₂. Связав маятник с внутренней, рамой карданова подвеса и расположив по осям подвеса коррек­ционные двигатели, получаем гировертикаль с электромеханичес­кой маятниковой коррекцией (рис. 4.4). Таким образом, электролитический маятник 1, действуя на ги­роскоп через коррекционные двигатели 2 и 3, все время будет при­водить главную ось гироскопа к положению вертикали. При отклю­чении коррекции гироскоп будет сохранять свое прежнее положе­ние в пространстве с точностью, определяемой его собственными ошибками, например, за счет прецессии, вызванной моментами трения по осям карданова подвеса.

Коррекционные системы различаются по типам характеристик. Коррекционной характеристикой называется закон изменения мо­мента, развиваемого коррекционным двигателем, в зависимости от отклонения главной оси гироскопа от положения вертикали.

В авиационных приборах наи­большее распространение получила смешанная коррекционная харак­теристика (рис. 4.5). Область ±Δα определяет зону нечувствительности системы. До некоторых предельных значений углов α_пр,

β_пр момент кор­рекции М_к меняется пропорциональ­но углам α и β, а затем становится постоянным.